Модели и методы аэродинамики 2001-2002. I и II международных школсеминаров мцнмо москва 2002 удк 533. 6 532. 5 629. 7 Модели и методы аэродинамики Материалы I и II международных школсеминаров. М мцнмо, 2002 124 с. Isbn 5940570372 Сборник включает тезисы
 Скачать 1.19 Mb.
|
|
аэрогазодинамики схематизированных летательных аппаратов сложной формы и их элементов А.П. Косых ЦАГИ им. проф. НЕ. Жуковского, Жуковский В работе рассматриваются вопросы численного моделирования течений около аэродинамических компоновок идеализированных ЛА с помощью пакетов прикладных программ “АРГОЛА” и “АРГОЛА-2”, разработанных в ЦАГИ. В основу ППП “АРГОЛА” были положены широко известные подходы метод Бабенко– Воскресенского, нестационарный метод Годунова и стационарный аналог Иванова–Крайко, метод Мак-Кормака и их модификации. В этом программном комплексе полагается, что при сверхзвуковых числах М головная ударная волна рассчитывается, как поверхность разрыва. В новой универсальной программной системе “АРГОЛА-2” аэродинамического расчета за основу взят нестационарный метод Годунова–Колгана сквозного счета, многозонная технология разбиения расчетной области на подобласти и принцип установления повремени. Mоделирование обтекания и определение аэродинамических характеристик ЛА проводилось в рамках уравнений Эйлера с введением поправок на учет теплофизических свойств газа и учетом эффектов вязкости. Расчетные исследования охватывали летательные аппараты различных типов от близких к орбитальным самолетам до перспективных ЛА интегральной компоновки. При больших углах атаки и больших сверхзвуковых скоростях в расчетах учитывалось влияние не моделируемых в трубах реальных факторов (равновесных термодинамических свойств воздуха. При этом наряду с расчетами полей течений определялись расчетные поправки на эффекты реальности газа к аэродинамическим коэффициентам, что позволяло с приемлемой для практических Вторая Международная школа-семинар МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ 99 приложений точностью спрогнозировать изменение аэродинамических сил и моментов в полете. Для обеспечения оптимальных аэродинамических характеристик летательных аппаратов интегральной компоновки необходимо детальное изучение формирующихся около них течений. В работе представлены некоторые результаты исследования влияния затупле- ния, высокоэнтропийного слоя и других факторов на внешнее течение у нижней поверхности ЛА, а также на особенности течения в профилированном канале. Универсальные свойства аэродинамических характеристик при гиперзвуковых скоростях А.В. Красильников ЦНИИМаш, Королев В рамках теории локальности получены универсальные (независящие от формы тела) аналитические зависимости аэродинамических характеристик от углов атаки и скольжения. Для тел с осевой симметрией показано, что коэффициенты аэродинамических сил и качества зависят только от двух параметров лобового сопротивления при нулевом угле атаки и отношения проекции наветренной поверхности тела на продольную ось к характерной площади. Обнаружено, что коэффициенты лобового сопротивления и подъемной силы при определенных углах атаки имеют одинаковые значения для произвольных симметричных тел. Выведены простые универсальные формулы для определения максимального аэродинамического качества тел малого сопротивления. Теоретические выводы подтверждены экспериментальными данными. Сопла самолетов XXI века. Достижения и проблемы Г.Н. Лаврухин ЦАГИ им. проф. НЕ. Жуковского, Жуковский В работе обобщен опыт отечественного и мирового авиадвигателестроения по вопросам интеграции выходных устройств самолетов различного назначения. Рассмотрены общие свойства и особенности реактивных сопл ЛА различных типов. Показаны роль численных методов и экспериментальных исследований в разработке реактивных сопл. Вторая Международная школа-семинар МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ 100 Дано сравнение эффективности выходных устройств основных типов и схем осесимметричных, плоских, трехмерных, сопл эжек- торного типа с непрерывным контуром, сопл с центральным телома также реактивных сопл нетрадиционных схем. Рассмотрены особенности и общие закономерности отрывных явлений во внутренних течениях и внешнем обтекании. Сформулированы основные принципы минимизации потерь тяги сопл в компоновках с учетом внутреннего, внешнего и донного сопротивления. Рассмотрены решенные и нерешенные проблемы в области внутренней газодинамики и внешней аэродинамики реактивных сопл. Особое внимание уделено основным направлениям исследований при разработке реактивных сопл силовых установок летательных аппаратов XXI века. Исследование высокоскоростных течений с помощью термоанемометра В.А. Лебига ИТПМ СО РАН, Новосибирск Термоанемометрический метод исследования нестационарных процессов в сжимаемых течениях является одним из наиболее информативных, доступных и универсальных. В тоже время, в результате измерений с помощью термоанемометра непосредственно можно определить интенсивности пульсаций массового расхода и температуры торможения, а также корреляцию между ними, но интерес, как правило, представляют пульсации параметров потока, представленные в уравнениях движения – скорости, температуры, давления и т.д. Рассмотрена проблема интерпретации результатов термоанемо- метрических измерений пульсаций в сжимаемых потоках с применением метода диаграмм пульсаций. Определены и проанализированы их особенности при дозвуковых и сверхзвуковых скоростях потока для разных мод возмущений. Установлен универсальный параметр диаграммы пульсаций, однозначно определяющий не только тип пульсаций (вихревых, энтропийных, акустических, но и некоторые свойства как распространяющихся в потоке ориентированных звуковых волн (включая волны Маха, таки характеристики диффузного акустического поля. Приведены примеры анализа структуры пульсаций в разных сжимаемых течениях. В сверхзвуковых потоках показаны возможности определения особенностей распространения как возникающих в Вторая Международная школа-семинар МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ 101 сверхзвуковых аэродинамических трубах естественных возмущений, таки искусственно создаваемых пульсаций. Обсуждаются проблемы и даны примеры измерения пульсаций для сдвиговых течений, в особенности для сжимаемого слоя смешения. В трансзвуковом потоке выполнены исследования акустических пульсаций для локализованных (отдельные отверстия, уступы, щели, струи) и распределенных источников возмущений (перфорация, пограничный слой. Исследование нестационарных сверхзвуковых течений с интенсивным вдувом И.И. Липатов ЦАГИ им. проф. НЕ. Жуковского, Жуковский Численно исследованы сверхзвуковые течения с распределенным интенсивным интенсивным вдувом. Известно, что при превышении некоторой критической скорости вдува возникает структура течения похожая на отрыв пограничного слоя. Это явление отличается от обычного отрыва тем, что поверхностное трение хотя и близко к нулю, но при этом остается положительным. Отрыв пограничного слоя, вызванный вдувом называется отсоединением пограничного слоя. При этом влияние вязкости оказывается существенным в относительно тонком слое смешения между набегающим потоком и вдуваемым газом. Отличие от ранее проводившихся исследований состоит в том, что анализируются нестационарные режимы течений. Предполагается, что нестационарность обусловлена зависящим от времени распределением вдува или зависящим от времени донным давлением. Задачи такого типа возникают при практическом использовании вдува, как средства теплозашиты или естественным образом в результате абляции или уноса материала поверхности под воздействием высоких температур. В данном случае предполагается, что распределение интенсивного вдува задано, вместе стем рассматриваемая модель может быть использована и для исследования сопряженных задач. В работе получены численные решения для поля скоростей в области вдуваемого газа, распределения толщины слоя и давления на поверхности, а также суммарные аэродинамические характеристики Показано, что интенсивный нестационарный вдув может приводить к существенному изменению суммарных аэродинамических характеристик обтекаемого тела из-за передачи возмущений вверх по потоку. Вторая Международная школа-семинар МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ 102 Исследование проблем горения жидкого углеводородного топлива в каналах Е.В. Пиотрович, В.Н. Серманов, В.Н. Острась, О.В. Волощенко, С.А. Зосимов, А.Ф. Чевагин, В.В. Власенко, Е.А. Мещеряков ЦАГИ им. проф. НЕ. Жуковского, Жуковский Рассмотрен широкий круг вопросов по организации горения жидкого углеводородного топлива в каналах. Показана эффективность применения предварительной подготовки жидкого углеводородного топлива перед его подачей в камеру сгорания. Исследованы и выбраны оптимальные типы инжекторов, обеспечивающих тонкий распыли равномерную подачу топлива по сечению канала. Проведены экспериментальные исследования и показана возможность горения жидкого углеводородного топлива в модуле двухрежимного прямоточного ВРД при свободном обдуве на режимах дозвукового и сверхзвукового горения. Разработаны методики численного расчета процесса горения в ступенчатой камере, в том числе с учетом кинетики жидкого углеводородного топлива (2D-NS). Проведенные первые расчеты качественно согласуются с экспериментальными данными. Работа выполнена при финансовой поддержке РФФИ (проект № 00-01-00157). Экспериментальные исследования влияния числа Re на положение центра давления оживальноцилиндрического тела с кормовой конической юбкой при М = 4 ÷9 В.И. Пляшечник ЦАГИ им. проф. НЕ. Жуковского, Жуковский При формировании облика многих сверхзвуковых и гиперзвуковых летательных аппаратов (ЛА) нередко используются конические и цилиндрические участки поверхности. Место стыка этих участков, те. излом образующей контура, располагается, как правило, или в передней части ЛА (например, переход конической носовой части в цилиндрический корпус, или в задней (например, переход цилиндрического участка корпуса в коническую кормовую юбку. Степень влияния излома образующей контура на аэродинамические характеристики аппарата при больших скоростях полета, при прочих равных условиях, в значительной мере зависит от значения чисел Маха и Рейнольдса. Это влияние обусловлено различным Вторая Международная школа-семинар МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ 103 характером обтекания места излома и проявляется в наибольшей степени на положении центра давления ЛА и его сопротивлении набегающему потоку. Обычно при проведении испытаний в аэродинамической трубе число М соответствует натурному значению, а число Re не соответствует и выбирается исходя из возможностей конкретной аэродинамической трубы. Нередко такого рода несоответствие условий эксперимента и реального полета приводит к расхождению экспериментальных и летных данных. Поэтому для понимания природы и степени этих расхождений необходимо иметь экспериментальные данные, полученные в максимально широком диапазоне изменения числа Re. В работе представлены результаты весовых и оптических испытаний модели оживальноцилиндрического тела вращения с кормовой конической юбкой (ю = 6.5 °) в аэродинамической трубе ЦАГИ Т. Экспериментальные исследования проводились в диапазоне углов атаки α = о и на режимах, соответствующих числам М 4.0, 5.0, 6.0, 7.0, 8.0, 9.0. Числах, определенные по параметрам невозмущенного потока и характерному линейному размеру х, характеризующему расстояние от носка модели до места излома образующей, варьировались в возможных пределах при всех исследованных значениях числа МВ конечном итоге число Re изменялись в процессе испытаний от Re х = 0.9 ⋅10 6 (М = 4.96) дох МВ работе приведены фотографии спектров обтекания района излома образующей контура, демонстрирующие различный характер обтекания этого участка модели при разном состоянии пограничного слоя. Показано, что это приводит к существенному изменению положения центра давления модели в районе малых углов атаки ( α = 0÷4°). В частности, при М = 4 перемещение центра давления составляет около 20% длины модели и практически не зависит от удлинения оживальной носовой части в диапазоне λ нч = 0.5 ÷3.0. В работе сделано предположение о том, что при испытаниях на гиперзвуковых режимах обтекания моделей ЛА, имеющих излом образующей контура, когда моделирование натурных условий одновременно и по числу Ми по числу Re невозможно, для точного определения положения центра давления целесообразно пользоваться комплексным параметром подобия М Re . Вторая Международная школа-семинар МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ 104 Прогнозирование характеристик штопора легких самолетов на основе моделирования режимов штопорного вращения в горизонтальной аэродинамической трубе Н.П. Сохи СибНИА им. С.А. Чаплыгина, Новосибирск Хорошо известно, что высокое качество подготовки летно- технического персонала ВВС и гражданской авиации недостижимо без применения специализированных средств обучения, поддержания летных навыков и повышения квалификации пилотов. Для решения этой задачи в ОКБ Сухого разрабатывается учебно-трениро- вочный самолет Су. Хотя новая машина является развитием спортивного самолета Су, требования, предъявляемые к характеристикам штопора, для спортивных и учебно-тренировочных самолетов все же существенно различны. Поэтому своевременное прогнозирование режимов штопора может заметно уменьшить стоимость разработки и, что не менее важно, чрезвычайно актуально для повышения безопасности полетов. В настоящее время наиболее популярными методами прогнозирования характеристик штопора являются следующие – испытания динамически подобных моделей в свободном полете – испытания в вертикальных аэродинамических трубах – расчетные методы исследования штопора. Воспроизведение штопора на динамически подобных моделях в свободном полете или в вертикальных аэродинамических трубах до сих пор остается нетривиальной задачей, требующей особого мастерства и даже искусства. Исследования штопора расчетными методами невозможны без большого объема экспериментальным данных, получаемых путем испытаний моделей на обычных весах и различных динамических стендах. Все это сдерживает широкое применение традиционных методов на этапе выбора проектных параметров нового самолета. В результате характеристики штопора готового ЛА могут оказаться неприемлемыми, что неизбежно увеличивает затраты на доводку компоновки. В отделении аэродинамики СибНИА разработан простой метод экспериментальной оценки характеристик штопора с помощью динамически подобной модели самолета, свободно вращающейся стремя степенями свободы вокруг неподвижного центра тяжести в потоке обычной горизонтальной аэродинамической трубы. Обоснованием Вторая Международная школа-семинар МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ 105 такого эксперимента является предположение о незначительном влиянии радиуса штопора на аэродинамические характеристики. Высокая воспроизводимость результатов, упрощение технологии эксперимента и значительное снижение затрат позволяют использовать данный метод на этапе проектирования нового самолета. В работе рассмотрены методика и особенности постановки штопорного эксперимента в горизонтальной аэродинамической трубе, дано краткое описание разработанного оборудования, технологии эксперимента. По результатам испытаний моделей самолетов Су и Су в аэродинамической трубе Т СибНИА сделан прогноз характеристик штопора и разработаны рекомендации по применению наиболее эффективных способов выхода из него. Достоверность полученных результатов продемонстрирована как путем сопоставления сданными традиционных методов, таки на основе приближенной оценки радиуса штопора. Показано, что поправки на вращение с ненулевым радиусом в большинстве случаев не должны быть велики. Наибольших отличий следует ожидать для режимов крутого штопора с малой интенсивностью вращения. Применение рассматриваемого метода также позволяет рациональней подойти к планированию экспериментов в вертикальной аэродинамической трубе и/или на свободнолетающей модели, сосредоточившись на тех режимах штопора, для которых влияние нулевого радиуса наиболее существенно. Моделирование взаимодействия ударной волны с пылевым слоем, расположенным на твердой поверхности Н.Н. Федорова, И.А. Федорченко ИТПМ СО РАН, Новосибирск Методами математического моделирования исследована нестационарная картина взаимодействия нормальной к поверхности ударной волны (УВ), движущейся с постоянной скоростью вдоль слоя мелких частиц, лежащих на твердой поверхности. Исследован процесс образования пылевзвеси за проходящими УВ различной интенсивности. Расчеты выполнены как в рамках модели вязкого теплопроводного газа с идеальным уравнением состояния, когда слой частиц моделируется слоем более холодного и, следовательно, более плотного газа, таки в рамках простейшей односкоростной однотем- пературной модели гетерогенных сред с учетом и без учета турбулентности газовой и дисперсной фаз. Вторая Международная школа-семинар МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ 106 Показано, что на начальной стадии взаимодействия в плотном слое происходит значительное усиление интенсивности и искривление фронта УВ, причем коэффициент усиления и угол между УВ и поверхностью в плотном слое не зависят от интенсивности волны, а определяются только степенью загрузки слоя. Искривленная внутри пылевого слоя УВ отражается от подложки, причем в зависимости от интенсивности УВ и начальной загрузки потока может реализоваться как регулярное, таки нерегулярное (маховское) отражение. В случае регулярной конфигурации на достаточно большом расстоянии от фронта УВ внутри струи наблюдаются волны сжатия и разрежения, отражающиеся попеременно от твердой поверхности и внешней границы струи, что согласуется с волновой картиной течения, предложенной в [1] на основе экспериментальных исследований. Под действием внутренних волн происходит перераспределение концентрации частиц внутри слоя. Наибольшая плотность частиц наблюдается на стенке, при этом имеются выраженные максимумы в тех областях, куда падают волны сжатия. При нерегулярном отражении, реализующемся при небольших значениях концентрации частиц, из тройной точки маховской конфигурации исходит дополнительная контактная поверхность, существенно перестаивающая волновую картину и распределение частиц. Контактная поверхность при удалении от фронта УВ размывается и превращается в струйку, формирующую плотное ядро потока спят- нами повышенной плотности. Наличие дополнительной внутренней контактной поверхности, на которой происходит отражение и преломление внутренних волн, с одной стороны, ослабляет их интенсивность, ас другой стороны, приводит к развитию неустойчивости внешней границы струи и образованию слоя смешения между чистыми запыленным газом. Работа выполнена при финансовой поддержке РФФИ (проект № 00-01-00891) и МНТЦ (проект № Б. Литература 1. Борисов А.А., Любимов А.В., Когарко СМ, Козенко В.П. О неустойчивости поверхности сыпучей среды при скольжении по ней ударных и детонационных волн // ФГВ. 1967. т. 3, No. 1. с. 149-151. Вторая Международная школа-семинар МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ 107 Систематизация и анализ измерений фонового шума и его влияние на переход в больших АДТ АД. Хонькин, А.Ф. Киселев, П.П. Воротников ЦАГИ им. проф. НЕ. Жуковского, Жуковский Исследование проблем развития возмущений в пограничных слоях, перехода и ламиниризации обтекания ЛА при трансзвуковых и сверхзвуковых скоростях в АДТ возможно лишь в условиях, когда интенсивность фонового шума в РЧ трубы мала и не вызывает преждевременного перехода. За рубежом были выполнены обширные летные и трубные исследования ламинарно-турбулентного перехода на модели десятиградусного конуса совместно с измерениями фонового шума и продемонстрировано большое влияние шума на переход. Сравнение данных летного и трубного эксперимента показало, что в имеющихся АДТ уровни шума значительно выше, а числа Re перехода заметно ниже, чем в полете. Только в некоторых АДТ и лишь при некоторых значениях параметров набегающего потока (единичные числа Re, некоторые числа М) удается получить экспериментальные точки, попадающие на границу или немного вглубь области, ограниченной огибающей для экспериментальных точек летного эксперимента. Для больших АДТ НИО-2 ЦАГИ (Т, Т и Т) имеются только разрозненные экспериментальные данные по переходу и фоновому шуму. ВТ в стандартной РЧ уровни шума чрезвычайно велики, наблюдаются интенсивные (до 150 дБ) низкочастотные дискретные составляющие и широкополосный максимум на частотах 1800 ÷2000 Гц. Закрытие боковой перфорации и экранирование горизонтальной перфорации сетчатыми панелями позволило уничтожить дискретные составляющие и широкополосный максимум и значительно снизить суммарный уровень фонового шума при трансзвуко- вых скоростях. Исследование спектров пульсаций давления при сверхзвуковых скоростях (М < 1.6) показало, что с ростом числа М также происходит снижение фонового шума. ВТ спектры пульсаций давления на стенке рабочей части измерялись в присутствии модели крыла. Приведенные данные показывают наличие интенсивных дискретных низкочастотных составляющих при суммарном уровне фонового шума около дБ. Можно надеяться, что посредством управления перфорацией можно убрать дискретные составляющие и снизить суммарную интенсивность фонового шума. Вторая Международная школа-семинар МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ 108 ВТ были выполнены исследования перехода на моделях конусов и прямого крыла. При некоторых режимах (Re 1 = 17 ÷30×10 6 , М = 3.5 ÷4.0) достигнуты высокие значения чисел Re перехода. Согласно оценкам по эмпирической зависимости числа Re перехода от фонового шума, на этих режимах Т сопоставима по качеству потока с лучшими зарубежными АДТ. Этот вывод подтверждается также данными исследования влияния охлаждения поверхности на переход, выполненными в этой АДТ (МА. Алексеев, В.А. Кузьмин- ский, Н.Ф. Рагулин, ЮГ. Швалев). Предлагаются мероприятия по снижению уровня фонового шума в АДТ и концепции создания малошумных АДТ. Исследование зон слышимости звукового удара в температурно-неоднородной атмосфере с ветром и влияние компоновки сверхзвукового административного самолета на интенсивность звукового удара АД. Хонькин, В.В. Коваленко, Л.Г. Ивантеева ЦАГИ им. проф. НЕ. Жуковского, Жуковский Под траекторией полета сверхзвукового ЛА на земле образуется область воздействия звукового удара, ширину которой можно рассчитать по аналитической формуле, в которую входят число Ми высота полета. При числах М < 1.153 происходит отсечка ЗУ, те. ударная волна не достигает поверхности земли. Если в температурно- неоднородной атмосфере без ветра температура воздуха над траекторией полета превысит температуру воздуха под траекторией полета, то наряду с основной зоной слышимости будут возникать вторичные зоны слышимости вследствие преломления и инверсии хода звуковых лучей в верхней атмосфере, после которой они попадают на поверхность земли. При наличии ветра в верхней атмосфере вторичные зоны могут возникать даже в отсутствии температурной инверсии. Получены аналитические условия возникновения вторичных зон слышимости ЗУ, обусловленного влиянием температурной неоднородности атмосферы и ветра. Приведены примеры расчета первичных и вторичных зон слышимости ЗУ от СПС в крейсерском режиме ив режиме перехода от сверхзвукового полета к дозвуковому. Изучено влияние компоновки сверхзвукового административного самолета на интенсивность ЗУ. Интенсивность ЗУ от самолета нормальной схемы массой 50 тонн составляет около 75 Па, если все возмущения от элементов ЛА суммируются, образуя волну. Вторая Международная школа-семинар МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ 109 Снижение интенсивности ЗУ может быть достигнуто за счет перераспределения возмущений от элементов ЛА. Так, смещение крыла к концу корпуса в комбинации с некоторыми другими изменениями геометрии компоновки (введение угла образности, заклинение гондол двигателей и др) позволяет предотвратить схлопывание эпюры ЗУ в единую волну и существенно уменьшить максимальное избыточное давление в головной ударной волне. Для некоторых компоновок ЛА массой 50 тонн интенсивность ЗУ снижается до уровня менее 50 Па без ухудшения аэродинамического совершенства по сравнению с базовой компоновкой. При заданной форме ЛА интенсивность ЗУ определяется в основном его массой и снижается приблизительно на 10 Па приуменьшении массы на 10 тонн. Число М крейсерского полета оказывает незначительное влияние на интенсивность ЗУ (2 ÷5 Пав диапазоне. Вследствие диссипации возмущений за счет влияния вязкости и теплопроводности происходит сглаживание острых пиков в волне ЗУ и уменьшение интенсивности на 5 ÷10 Па. Однако, вследствие влияния турбулентности в приземном слое атмосферы толщиной около 300 м, интенсивность ЗУ на поверхности земли подвержена случайным колебаниями в ряде случаев может значительно превышать значения, рассчитанные по классической теории ЗУ без учета влияния этих факторов. Получены статистические распределения вероятностей амплитуд ЗУ, параметры которых связываются с характеристиками турбулентности атмосферы. Работа выполнена при финансовой поддержке РФФИ (проект № 00-01-00410). Устойчивость движения хорошо обтекаемого тела в условиях интенсивной абляции носка СВ. Чернов ЦАГИ им. проф. НЕ. Жуковского, Жуковский Устойчивость движения тела в свободном полете обычно обеспечивается тем, что его центр давления (фокус, те. точка, к которой приложены аэродинамические силы, на всех режимах полета остается расположенной позади центра масс. При движении с большими скоростями при сильной абляции геометрическая форма тела может значительно изменяться, благодаря чему появляется дополнительный фактор, влияющий на взаимное расположение центра масс и Вторая Международная школа-семинар МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ 110 центра давления, как правило, в сторону уменьшения запаса устойчивости. В работе исследуется влияние запаса продольной и боковой статической устойчивости, а также аэродинамической закрутки на степень рассеивания траекторий летящих тел. Изменение формы тела рассчитывается с использованием оригинальной полуэмпирической параметрической модели. Аэродинамический расчет производится с использованием инженерных методик. Исследуется также эффект слабой асимметрии тела на устойчивость движения. Некоторые задачи оптимизации формы тела, подвергающегося интенсивной абляции в полете СВ. Чернов, О.Л. Чернова ЦАГИ им. проф. НЕ. Жуковского, Жуковский Движение тел в газах сочень большими сверхзвуковыми скоростями сопровождается интенсивным аэродинамическим нагреванием обтекаемой поверхности и ее термохимическими или термомеханическим разрушением. В работе используется полуэмпирическая модель расчета изменения формы носовой части тела большого удлинения в процессе обгара. Рассматриваются задачи определения начальных параметров движения и формы тела, обеспечивающих минимальную потерю скорости с учетом изменения массы и аэродинамических характеристик тела за счет обгара. Форма образующей носка задается в виде ряда с неизвестными коэффициентами, а значения целевой функции в зависимости от выбора этих коэффициентов вычисляются путем численного интегрирования уравнений движения, что сводит задачу к поиску экстремума функции многих переменных. Оптимальные формы найдены для ряда начальных скоростей и начальных масс метаемых тел. При большой начальной массе и/или умеренной скорости полета, когда прирост площади затупления носка мал, оптимальные формы близки к таковым в отсутствие обгара например, к оживалу Кармана) и имеют выпуклую образующую. С уменьшением массы и размеров тела также с увеличением интенсивности обгара преобладающим становится требование замедления прироста площади затупления, что приводит к дополнительному сужению тела около носка, вплоть до появления иглоподобного носового участка с вогнутой образующей. Вторая Международная школа-семинар МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ 111 Экспериментальное исследование учебного самолета с крылом обратной стреловидности А.К. Шакуров ОКБ Сухого, Москва На этапе формирования облика перспективного самолета обычно рассматривается ряд схем, отличающихся разнообразием форм крыла, взаимным расположением несущих поверхностей. Необходимо иметь возможность достаточно быстро получать предварительное, оценочное представление об аэродинамических характеристиках каждой из схем, стем, чтобы можно было судить о направлении дальнейших исследований. Ускорить получение этих характеристик можно путем использования моделей малых размеров, изготовление которых не связано с большими трудозатратами. Исследуемая модель учебно-тренировочного самолета была выполнена исходя из этих соображений. Ее характерная площадь почти на порядок меньше площади моделей, которые обычно испытываются в аэродинамической трубе Т ЦАГИ. Тем не менее, для данной модели с высо- конесущим крылом обратной стреловидности и тремя наплывами в этой трубе были получены аэродинамические характеристики и спектры ее обтекания, позволяющие прогнозировать перспективность рассматриваемых вариантов данной компоновки и выявить ряд ее характерных особенностей. В частности, исследования показали, что при увеличении скорости набегающего потока (с V = 30 мс до 60 мс) существенно увеличивается подъемная сила модели в диапазоне углов атаки α = 10°÷18° и при углах атаки α ≥ 24°, а также наблюдается гистерезис в протекании аэродинамических характеристик в области углов атаки α = 10°÷18°; установка на модель наплыва, имеющего наибольший размах, существенно увеличивает несущие свойства модели в диапазоне углов атаки α = 16°÷24°. Результаты испытаний модели позволяют прогнозировать достаточно высокие несущие свойства компоновки без применения механизации крыла, сохранение эффективности элеронов и демпфирующих свойств до больших углов атаки, что благоприятно должно отразиться на безопасности полета и стоимости учебно- тренировочного самолета. Вторая Международная школа-семинар МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ 112 Динамика падения тонкого тела в струю В.И. Шалаев, А.В. Федоров ЦАГИ им. проф. НЕ. Жуковского, Жуковский Н. Малмус Rockwell Science Center, Thousand Oaks, USA С помощью асимптотических и численных методов исследована задача падения тонкого тела из покоящегося воздуха в струю [1]. Движение подразделяется натри стадии вначале тело падает вне- подвижном газе, затем пересекает слой смешения на границе струи и далее двигается в набегающем потоке. В главном приближении течение описывается теорией тонкого тела, а граница струи аппроксимируется свободной вихревой поверхностью нулевого потенциала. Для внутренней асимптотической области получены аналитические решения уравнений течения и выведены явные выражения для подъемной силы и вращающего момента во всех стадиях движения. Впервой и во второй стадиях получены приближенные интегралы уравнений движения для двух степеней свободы – вертикальной координаты центра тяжести и угла атаки. Это позволило явно исследовать механику падения и определить основные параметры, управляющие движением. Впервой стадии изменение параметров движения во времени описывается параболическими законами. В третьей стадии движение тела состоит из двух компонент эволюции координаты центра тяжести и угла атаки в среднем по параболическим законами экспоненциального дрейфа или растущих, нейтральных или затухающих колебаний относительно средних положений. Скорость дрейфа и частота колебаний, а также скорость модуляции амплитуды зависят от физических характеристик тела и скорости потока. В общем случае двумерная динамика падения тела изучена на основе численных расчетов. Теоретические результаты верифицированы сравнением с экспериментальными данными для дозвуковой струи. Во многих случаях численные расчеты хорошо согласуются сданными измерений, более того воспроизводят детали временной эволюции параметров движения. Обнаружена бифуркация решения уравнения для угла атаки при близких начальных условиях. Этим явлением объясняются существенные расхождения расчетов с экспериментом, где начальные условия формировались под воздействием случайных факторов, таких как колебания стенок аэродинамической трубы. Проведены параметрические исследования решений уравнений движения, включающие эффекты начальных условий, скорости струи и размеров тела. Вторая Международная школа-семинар МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ 113 Эти исследования частично финансированы Air Force Office of Scientific Research, Air Force Materials Command under Contract F49620-92-C-0006. Литература 1. Shalaev V.I., Fedorov A.V., Malmuth N.D. Dynamics of Slender Bodies Separating from Rectangular Cavities, AIAA Journal, 40, No. 3, 2002. Экспериментальное исследование электризации тел, обтекаемых в присутствии пыли в газовом потоке Э.Б. Василевский, В.Я. Боровой, В.А. Горелов, Р.А. Казанский, Л.В. Яковлева ЦАГИ им. проф. НЕ. Жуковского, Жуковский Проведенное в аэродинамическое трубе кратковременного действия УТ-1М ЦАГИ при числе Маха М = 6 предварительное исследование электризации сферы потоком воздуха, содержащим конденсированные частицы, показало, что − При весовой концентрации частиц Fe 2 O 3 со средним весовым диаметром частиц d m = 0.37 мкм в потоке приблизительно с = 0.4 вес запыленный поток газа генерирует электрический ток на лобовой поверхности сферы приблизительно 0.4А/(м 2 ⋅с). При отсутствии частиц в потоке газа электризации тела практически не происходит. − Генерируемый запыленным потоком электрический ток почти не зависит от сопротивления электрической цепи, соединяющей датчик электризации с землей. − При высоком сопротивлении между датчиком и землей 560 МОм даже при небольшой концентрации частиц (доли процентов) электрический потенциал на внешней поверхности тела достигал тысячи вольт. − Частицы железа диаметром d m = 1.2 мкм также электризуют модель. − Оценки показывают, что на поверхности спускаемого аппарата в спокойной (без бурь) атмосфере Марса на высоте порядка 25 км возможно может возникнуть существенный электрический заряд. Вовремя пылевых марсианских бурь вероятность такого явления значительна. Работа выполнена при финансовой поддержке РФФИ (проект № 01-01-0466), МНТЦ (проект № 1546), ИНТАС (проект № 00-0309). |